飛機結構作戰生存力設計要素與評估研究

王斌團，呂錦鋒，黨蒲妮

（1.航空工業第一飛機設計研究院科技與信息化部，西安 710089）

（2.航空工業第一飛機設計研究院強度設計研究所，西安 710089）

0 引言

軍用飛機的首要職責是執行作戰任務。在一次戰斗任務中影響機群損失或生存的因素是多方面的，其核心涉及軍用飛機的生存力問題。美軍早在20世紀70年代就建立了飛機生存力聯合機構（JASP），在此基礎上又建立了致力于飛機生存力研究和標準制定的三軍聯合生存力分析中心（SURVIAC），來提升現役和新研軍用飛機的生存力。

飛機生存力通常涉及敏感性、易損性和戰傷修復能力三個方面，其中敏感性和易損性決定飛機生存力的高低，而戰傷修復能力直接影響飛機的出動強度。國內外關于飛機生存力的研究大多從敏感性、易損性和戰傷修復能力三方面開展分析。其中，易損性分析一般以確定全機的易損指標為目的，而忽略了飛機結構本身對其生存力的影響。飛機結構的生存力設計對提高飛機的作戰能力，降低壽命周期的費用，保證飛機處于良好的戰備狀態具有十分重要的意義。

飛機結構生存力分析包括易損性分析和武器效應分析。易損性分析主要驗證飛機結構戰損后仍能承受使用載荷。關于結構損傷的研究可分為實彈試驗和仿真分析兩部分。美國從20世紀70～80年代到2018年，先 后 完 成 了F-4、A-7和AH-1等多型飛機的實彈毀傷試驗、F/A-18E/F機翼油箱爆炸（水錘效應）試驗、以及F-22和F-35的整機及部件毀傷試驗。目前國內外主要通過計算機仿真來研究破片戰斗部、離散桿以及爆炸形成的彈丸（EFP）等對飛機結構的損傷，然后通過剩余強度分析方法評估結構的易損性。而關于武器爆炸引起的熱瞬變、超壓和陣風載荷下飛機結構的生存力研究相對較少。

本文以飛機結構作戰生存力設計要求分析為切入點，梳理飛機結構設計中應考慮的基本要素；在分析戰傷情況下飛機結構生存力設計準則的基礎上，結合實際算例開展爆炸引起的波陣風和超壓載荷下飛機結構生存力分析。

1 飛機生存力概述

常規的生存力研究一般包含敏感性和易損性兩大領域。敏感性以飛機被威脅命中的概率來度量，易損性常用命中條件下的殺傷概率或易損面積來度量。也有研究人員引入戰傷修復性作為生存力的另一研究領域，拓展了生存力的研究范圍。

1.1 敏感性

敏感性是指飛機不能避開雷達、槍炮、沖擊彈丸、制導導彈、爆破彈頭以及其他構成敵對威脅環境的能力，可由飛機被威脅命中的概率來衡量。

式中：為威脅處于活動狀態并準備攻擊飛機的概率；為飛機被威脅探測、識別及跟蹤的概率；為威脅傳播物發射或開火的概率；為威脅擊中飛機或高爆彈頭在飛機附近足夠近處爆炸，由殺傷機理擊中飛機的概率。

1.2 易損性

GJB/Z 202—2001《飛機非核生存力通用指南》中給出的飛機易損性定義為：在某種人為敵對環境下，由于遭受某種等級的威脅機理而使飛機完成任務的能力受到限定，等級降低的一種系統特性。

易損性是一種條件概率，用飛機在給定打擊的殺傷概率來表示。結構元件的易損面積是易損性的另一衡量指標。

式中：為結構元件的易損面積；為結構元件的有效面積。

1.3 戰傷修復能力

戰傷搶修是在飛機戰傷條件下，通過快速修理恢復飛機使用，以保證飛機具有最大的戰斗出動架次，用戰傷飛機在特定作戰條件下和規定的時間內能被修復的概率表示。

綜上，飛機生存力定義可以其自身的敏感性、易損性以及戰傷修復能力所確定的生存概率來描述：

式中：為飛機的被擊中概率，即敏感性的總效果；為飛機被擊中條件下的損毀概率；·()為首次出動戰傷的飛機經快速修理后繼續執行新的作戰任務的能力的概率；為戰傷飛機數與損傷飛機數的比值。

2 飛機結構作戰生存力設計要求

飛機結構生存力設計主要研究飛機出現戰斗損傷后的剩余強度和損傷擴展特性，即在生存力設計中允許引入損傷容限概念，同時允許采用損傷容限結構。

GJB 775A—2012《軍用飛機結構完整性大綱》和GJB 67.11A—2008《軍用飛機結構強度規范（第11部分）——結構生存力》中對飛機結構生存力設計作了明確規定，具體如下。

GJB 775A—2012（6.1.14）：

應進行結構生存力分析，以保證飛機結構能在戰斗環境中有效地完成任務。結構生存力分析包括：

a）易損性分析

易損性分析應驗證飛機結構因特定威脅受損后仍能承受使用載荷。

b）武器效應分析

武器效應分析應表明飛機結構能承受武器爆炸引起的熱瞬變、超壓和陣風載荷。

GJB 67.11A—2008（3.1）：

在規定的核或非核環境中，結構生存力的要求含：

a）主要結構，包括機翼、機身、垂尾、平尾、外掛物、發動機艙、起落裝置，滿足軍用飛機結構完整性要求，減少在規定的核或非核環境中武器效應引起的損傷，并能承受限制載荷；

b）飛行操縱面，在實現系統操作有效性的前提下，能夠承受規定的核或非核的環境效應；

c）風擋/座艙蓋，對核或非核武器引起的超壓、熱輻射及光輻射效應，不致失效；

d）其他結構，如油箱等，應預防或控制威脅引起的著火或爆炸等二次熱效應，并能承受流體沖擊效應。

通過對飛機結構生存力設計要求的分析可知，結構生存力設計研究的主要對象是戰斗損傷，包括針對彈片的撞擊生存力設計和針對爆炸環境效應的生存力設計兩方面內容。

3 飛機結構生存力設計的基本要素和作戰失效準則

3.1 基本要素

飛機結構的生存力設計是近代飛機結構先進設計思想和技術的綜合表征。以提高結構生存力為目標，在飛機結構設計中所應考慮的基本要素包含：戰傷關鍵部位和關鍵件的確定、結構戰斗損傷預測、選材、結構構型設計、結構剩余強度載荷要求以及結構的易損性分析與試驗。各要素的邏輯關系如圖1所示。

圖1 飛機結構生存力設計流程Fig.1 Survivability design procedure for aircraft structures

3.1.1 戰傷關鍵部位和關鍵件的選擇

確定飛機典型易損區域，即確定容易暴露于威脅且遭受戰傷后可能對飛行/任務安全和安全返航造成致命危害的部位和部件。飛機結構需要重點保護的關鍵易損區域包括燃油箱、飛機座艙、電子設備艙、發動機、武器艙、飛行控制結構等。

3.1.2 結構戰斗損傷預測

戰斗損傷預測的目的是確定飛機的可能破壞/損傷模式。確定由于彈片穿透造成的損傷及可能引起的起火、爆炸、液體動壓等二次效應產生的損傷；爆炸沖擊波對飛機結構的損傷；結構的損傷類型和失效準則。

3.1.3 選材

結構戰傷易損區域確定后，在戰斗損傷預測的基礎上，進行關注部位的選材。應優先選用高韌性材料、強抗損能力材料和功能梯度材料等。

3.1.4 結構構型設計

結構設計是指提高結構生存力的設計，一般遵循以下設計原則：

（1）減少使用損傷容限較低的金屬銑切整體結構；

（2）采用具有抗爆損傷容限的復合材料結構和復合材料與金屬材料混合結構；

（3）采用固有遮蔽或裝甲防護以保護機組人員和重要功能部件，預防二次效應損傷機制的發生；

（4）系統余度設計及分離液壓主干管路等；

（5）飛機結構應具有一定的抵御核爆炸、高能激光武器、微波武器和離子束武器等直接能量型武器攻擊的能力。

3.1.5 剩余強度載荷要求

盡管飛機戰傷具有隨機性，每次戰傷的情況各不相同，但飛機戰傷的基本形式卻有共同特點。基本的損傷類型包括切槽、窩坑、破孔、變形等，如圖2所示。

圖2 飛機結構基本戰傷模式［14］Fig.2 Basic battle-scarred modes of aircraft structures［14］

各類結構的戰斗損傷形式均可當量化為尖銳理想裂紋。因此常規的損傷容限設計提出的剩余強度載荷要求適用于戰斗損傷剩余強度分析。

3.1.6 結構易損性分析和試驗

易損性分析的目的是提高飛機結構生存力，主要目標是通過分析設計，增強結構的抗損性。易損性分析時假定戰斗損傷已經發生，設計的目的是怎樣減輕損傷的危害程度。對于彈片的撞擊易損性評估，國內外相關研究比較多，一般的評估過程如圖3所示。

圖3 易損性評估基本流程［2］Fig.3 Vulnerability assessment procedure［2］

針對飛機結構可能遭遇的戰斗損傷，結構生存力（易損性）分析一般包括下列內容：

（1）結構在外載荷作用下的瞬態分析。通過數值模擬和必要的試驗驗證，研究彈片對結構的撞擊、侵入與擊穿過程以及結構承受爆炸沖擊波的能力。

（2）損傷結構靜、動特性分析。分析飛行機動載荷下單個孔洞戰斗損傷和離散多彈片損傷對結構靜、動強度與剛度特性的影響。開展余度設計、破損安全設計與單傳力途徑設計的比較分析。

（3）戰斗損傷當量裂紋的剩余強度分析。將某些帶尖角的碎片損傷或周圍有放射狀撕裂縫的彈孔損傷，等效成不同長度和方位的單條或多條理想裂紋，按斷裂力學和損傷容限分析原理確定結構的剩余強度和損傷擴展壽命。

（4）針對油箱等結構，應進行模擬射彈的水錘效應分析及試驗，如圖4所示。

圖4 油箱水錘效應試驗［15］Fig.4 Tests of water hammer effect for tank［15］

（5）針對飛機的空腔及薄壁結構，還應進行沖擊波毀傷效應分析及試驗，如圖5所示。

圖5 沖擊波效應試驗［16］Fig.5 Tests of blast wave effect for aircraft structures［16］

3.2 結構部件作戰失效準則

彈片撞擊或爆炸沖擊波條件下，結構的毀傷失效取決于載荷特征和結構兩方面因素。載荷特征包括彈片質量、速度、打擊方向以及沖擊波的峰值、持續時間等，結構特征則包括結構形式、布局、材料體系等。通過對載荷和結構特征的研究，可以確定影響結構毀傷失效的因素及適用范圍。

易損性研究方面，飛機設計和武器研發機構通過毀傷機理分析與試驗研究，建立了適用于易損性分析的部件毀傷判據。針對飛機結構，在戰斗部爆炸碎片和沖擊波載荷作用下，局部穿透失效和變形失效是最典型的兩種毀傷失效模式。

對于結構受戰斗部爆炸高速碎片撞擊產生局部穿透破壞的情況，局部撞擊失效準則比較適用，定義為

式中：為結構局部穿透失效指標，是與撞擊載荷、結構特征等參數相關的結構失效概率；為碎片撞擊載荷；為結構穿透失效區域半徑；為壁厚；為結構材料剪切強度。

當結構部件承受爆炸沖擊波載荷或戰斗部爆炸低速碎片撞擊時，準靜態失效準則比較適用，定義為

式中：為結構變形失效指標，是與變形相關的結構失效概率；Δ為結構受撞擊時的最大塑性變形，是受結構特性、載荷特征、環境條件等影響的隨機變量；[Δ]是結構最大允許塑性變形，由結構變形后的剩余強度來衡量確定。

4 爆炸效應下飛機結構生存力分析及評估

4.1 飛機在爆炸沖擊波陣風下的動響應分析

國外從20世紀50年代開始研究飛機對沖擊波的響應。經過幾十年的技術發展和型號研制實踐，以美國、俄羅斯為代表的航空大國在計算大當量爆炸沖擊波引起的飛行載荷方面已經有比較成熟的方法，也積累了較多的工程經驗。

國內GJB 3743—1999中采用直接峰值估算方法，給出了沖擊波陣風引起的附加迎角Δ和附加過載Δ。其附加過載計算中飛機升力采用簡單的升力線斜率理論。波陣風導致的附加迎角計算公式為

式中：為波陣風速度；為飛行速度；為速度矢量與水平方向的夾角；為波陣風傳播方向與水平方向的夾角；為波陣風作用到飛機之前的飛機初始迎角。

沖擊波引起的附加法向過載Δ的計算公式為

式中：為空氣密度；C為飛機升力線斜率；為機翼參考面積；為飛機質量；為飛機對沖擊波的升力增長函數，的取值范圍一般為0.8～1.4。

俄羅斯中央空氣流體動力學研究院提出了針對低空飛機離爆心距離較遠（8～10 km）的飛機沖擊波載荷計算方法。在該距離處強烈的爆炸波已經衰減，可以用線性聲學理論近似求解。爆炸沖擊波以超聲速傳播、從載機的后下方以角度接近并直至到達飛機，如圖6所示。本文用飛行速度表征氣流相對速度，方向與飛機的機頭朝向相反。

圖6 飛機與沖擊波的相對位置［18］Fig.6 Relative position between blast wave and aircraft［18］

飛機的速度較大，沖擊波的接近角非常小，包圍速度約為0.3～0.4左右，包圍速度比垂直突風的速度慢。對于弦長為的翼型，在部分弦長上受到速度為的突風作用，使得突風作用區出現大小為Δ的迎角。這種氣動效應近似于部分翼型發生了偏折，按照薄翼理論和準定常假設，可以得到剖面升力和繞翼型前緣的力矩：

式中：為飛行速度；為弦長；為系數。

20世紀50～60年代，俄羅斯中央空氣流體動力學研究院通過試驗測試檢驗了該方法的準確性，其在3M飛機上安裝了專門設備（如圖7所示），以測量沿機翼翼展方向的彎矩、位移和機身彎矩等隨時間的變化。

圖7 3M飛機上的傳感器布置圖［18］Fig.7 The collocation of sensors on the 3M aircraft［18］

翼根彎矩的變化歷程如圖8所示，可以看出：計算的彎矩變化歷程幾乎與試驗測量結果一樣。

圖8 3M飛機翼根彎矩隨時間的變化［18］Fig.8 The bending moment-time graph of 3M aircraft in wing root［18］

在爆炸沖擊波環境中，飛行飛機結構動力響應估算有兩種方法：

第一種方法是對應給定沖擊波載荷求解出飛機系統載荷，然后確定對應的結構許用應力，最終迭代得到結構允許的使用沖擊波載荷環境。

第二種方法是求出給定沖擊波載荷下機翼的彎矩，剪力和扭矩圖，再與允許使用的彎矩（），剪力（）和扭矩（）圖包線進行比較，確定允許的沖擊波載荷環境。

4.2 飛機在爆炸沖擊波超壓下的動響應分析

爆炸沖擊波超壓載荷是隨時間變化的動載荷，當爆炸當量較大時，超壓的持續時間增長，可以近似為靜載荷。例如，馮曉偉等從靜態和動態兩個維度給出了飛機結構在沖擊波超壓載荷下的整體毀傷評估。而飛機結構中薄壁及空腔對沖擊波超壓更為敏感。沖擊波超壓載荷對機體結構的作用為由外向內擠壓，超壓較小時使機身、機翼、舵面等部件的壁板、蒙皮在較薄弱部位出現局部凹陷變形，超壓較大時則大面積下陷，甚至導致桁條、肋、框等結構變形或斷裂，部位示意如圖9所示。

圖9 飛機結構部位示意圖Fig.9 The overpressure-sensitive parts of aircraft structures

大量的實驗研究結果表明，炸藥在空氣中爆炸滿足一定的相似率。爆炸沖擊波的3個基本參數——超壓峰值、正壓作用時間和比沖量，均可以爆炸相似率為基礎、通過量綱分析和實驗數據總結的經驗公式進行計算。常用的超壓峰值計算公式有Henrych公式和Mills公式。

Henrych沖擊波峰值超壓公式：

Mills沖擊波峰值超壓公式

另外，可以通過爆炸場的模擬來計算超壓載荷環境，如圖10所示。

圖10 爆炸沖擊波環境模擬Fig.10 Blast wave simulation process

沖擊波超壓動載荷條件下結構響應問題的求解，主要有兩種方法，一種是流固耦合方法，通過建立從空氣到結構的全部模型，實現沖擊波對結構的加載及響應計算；另一種是通過計算得到的超壓動載荷時間歷程曲線，采用解耦的方法計算結構的響應。流固耦合方法考慮了氣體與結構之間的相互作用，比較接近真實的加載物理過程，但計算量非常巨大。解耦方法可有效避免點加載可能導致的單元畸變和沙漏模式，同樣具有較好的計算精度。

本文采用解耦的方法進行飛機機身壁板、前緣、舵面和口蓋結構在爆炸沖擊波超壓下的動響應分析，拉格朗日模型描述結構，將爆炸載荷轉化為外力等效施加在結構表面。載荷簡化為平面波，如圖11所示，計算結果如圖12所示。

圖11 爆炸沖擊波超壓時間曲線Fig.11 The overpressure-time graph of blast wave

圖12 飛機典型部件沖擊波動響應分析結果Fig.12 Analysis results of aircraft typical substructure

從圖11～圖12可以看出：按照常規載荷設計的結構，在沖擊波超壓載荷作用下均會產生不同程度的損傷，需要通過構型優化設計，提高結構生存力。

5 結論

（1）飛機結構生存力設計要素與常規的損傷容限設計要素相似，可參照損傷容限的設計步驟開展結構生存力設計。

（2）常規戰斗部彈片產生的損傷可按離散源損傷模擬，采用損傷容限設計原則進行結構設計，應用剩余強度準則分析評估。

（3）對爆炸沖擊波引起的動載荷效應，可按陣風載荷處理，對局部薄壁結構可采用沖擊波動響應方法確定結構的生存力特性。

（4）機身壁板、前緣、活動面和口蓋等飛機結構對沖擊波超壓比較敏感，可以通過構型優化提高結構生存力。